DE3228162A1 - Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum - Google Patents

Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum

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DE3228162A1 DE19823228162 DE3228162A DE3228162A1 DE 3228162 A1 DE3228162 A1 DE 3228162A1 DE 19823228162 DE19823228162 DE 19823228162 DE 3228162 A DE3228162 A DE 3228162A DE 3228162 A1 DE3228162 A1 DE 3228162A1
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases

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Description

Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren Raum
Die Erfindung bezieht sich auf ein Flüssigkeitsraketentriebwerk nach dem Oberbegriff des Patentanspruches.
Nach der DE-OS 27 43 983 ist ein Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren Raum bekannt, im wesentlichen bestehend aus einer Brennkammer mit einem konvergent-divergenten vorderen Schubdüsenteil, aus einem Vakuumschubdüsenteil, aus Treibstoffpumpen zum Fördern der flüssigen Treibstoffe, insbesondere Sauerstoff und Wasserstoff, aus einer oder mehreren, zum Antrieb der Treibstoffpumpen dienenden, mit heißen Treibgasen beaufschlagten Turbinen, deren Abgase über eine Nebenstromdüse ins Freie strömen, wobei die Turbinenantriebsgase aus einer- kleineren Teilmenge eines flüssigen Treibstoffes, insbesondere des Wasserstoffes, die durch Kühlkanäle in der Wand des Vakuumschubdüsenteiles strömt und dort aufgeheizt wird, erzeugt werden.
Hierbei entfällt der sonst übliche Gasgenerator zur Erzeugung der Treibgase für die Pumpenantriebsturbine, wodurch insgesamt eine Verbesserung des Leistungsgewichtes und eine Verbilli gung der Triebwerksanlage erreicht wird.
Die vorerwähnte bekannte Konzeption ist insbesondere für Raketentriebwerke geeignet, die mit niedrigen und mittleren Druckverhältnissen arbeiten, unter denen auch günstige Betriebs-
zustände erreicht werden. Für hohe Druckverhältnisse ist diese bekannte Triebwerksanlage weniger brauchbar, da für die Erzeugung hochenergetischer Turbinentreibgase die Wärmezufuhr nicht ausreichend ist.
Hier setzt nun die Erfindung ein, deren Aufgabe darin besteht, bei einem Flüssigkeitsraketentriebwerk der eingangs genannten Art für den zur Kühlung der Brennkammer und der Schubdüse dienenden flüssigen Treibstoff einen Strömungskreislauf zu schaffen, der den Turbinentreibgasen einen so hohen Wärmeinhalt vermittelt, daß das Triebwerk mit hohen Druckverhältnissen gefahren werden bzw. mit hoher spezifischer Leistung arbeiten kann.
Gelöst wird diese Aufgabe bei einem Triebwerk der eingangs genannten Art dadurch, daß die Gesamtmenge eines Treibstoffes, insbesondere des Wasserstoffes, am hinteren Ende des vorderen Schubdüsenteiles eingefördert wird und durch dessen Wand und die Wand der Brennkammer unter Wärmeaufnahme nach vorn strömt, dort in eine größere Teilmenge als Einspritzmenge für die Brennkammer und in die turbinenseitig genutzte kleinere Teilmenge aufgeteilt wird, die ihrerseits dann am vorderen Ende des Vakuumschubdüsenteiles in dessen Wand eingefördert wird und unter zusätzlicher Wärmeaufnahme nach hinten strömt.
Das erfindungsgemäße Kreislaufsystem ermöglicht einerseits die Erzielung hoher Temperaturen für die Treibgase zur Beaufschlagung der Pumpenantriebsturbine und damit das Betreiben eines Triebwerks der in Rede stehenden Art mit hohen Druckverhältnissen und hohen spezifischen Leistungen. Erreicht wird dies durch die Beteiligung der zu diesem Zweck vorgesehenen turbinenseitig genutzten Teilmenge sowohl an der Kühlung des hinteren Schubdüsenteiles und der Brennkammer als auch an der Kühlung des sogenannten Vakuumschubdüsenteiles. Andererseits ergibt die vorgeschlagene Maßnahme die Möglichkeit, auf die Kühlung der
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Brennkammer und der Schubdüse günstig Einfluß nehmen zu können, insofern/ als durch die Festlegung der Trennebene zwischen dem hinteren Ende des vorderen Schubdüsenteiles und dem vorderen Ende des Vakuumschubdüsenteiles, d.h. durch die Lokalisierung der zwischen beiden Schubdüsenteilen gemeinsamen Trennebene der Wärmehaushalt bzw. die Kühlverhältnisse des sehr heißen vorderen Schubdüsenteiles und der Brennkammer und des weniger heißen Vakuumschubdüsenteiles bestimmt und dabei gleichzeitig die Temperatur der größeren Einspritzmenge sowie die Temperatur der Turbinenantriebsgase in grundsätzlicher Hinsicht gesteuert werden können.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung anhand eines Flüssigkeitsraketentriebwerks in Schema dargestellt.
Das gezeigte Raketentriebwerk in Nebenstrombauart, das mit flüssigen Treibstoffen, insbesondere Wasserstoff und Sauerstoff, arbeitet, besteht im wesentlichen aus einer Brennkammer mit Einspritzkopf 2 und einem konvergent-divergenten (vorderen) Schubdüsenteil 3 mit einem Expansionsgrad für den Betrieb am Boden oder in relativ niedrigen Höhen, aus einem Vakuumschubdüsenteil 4 mit einem Expansionsgrad für den Betrieb im luftleeren Raum, aus einem Vorratsbehälter 5 für flüssigen Wasserstoff und einem Vorratsbehälter 6 für flüssigen Sauerstoff, aus einer Pumpe 7 für den Wasserstoff und einer Pumpe für den Sauerstoff, aus einer die beiden vorgenannten Treibstoffpumpen 7 und 8 antreibenden Gasturbine 9 und aus einer Nebenstromschubdüse 10.
Die von der Pumpe 7 geförderte gesamte Wasserstoffmenge H~ wird über eine Leitung 11 einem Zulaufring 12 zugeführt, von dem aus die einzelnen, in der Wand des vorderen Schubdüsenteiles 3 und in der Wand der Brennkammer 1 verlaufenden Kühlkanäle gespeist werden, in denen der Wasserstoff unter Kühlung
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der Wände aufgeheizt wird. Eine kleinere Teilmenge H~a der gesamten Wasserstoffmenge H2 wird in einem im vorderen Bereich der Brennkammer 1 angeordneten Ablaufring 13 gesammelt und über eine Leitung 14 einem Zulaufring 15 am vorderen Ende des Vakuumschubdüsenteiles/zugeführt.
Die größere Teilmenge HLb des Wasserstoffes H- gelangt über eine Leitung 16 in den Einspritzkopf 2 und wird dann zusammen mit dem Sauerstoff O2, der über eine Leitung 17 zuströmt/ in die Brennkammer 1 eingespritzt.
Die in den Zulaufring 15 eingeströmte, bereits aufgeheizte kleinere Wasserstoffmenge H9a wird von hier auf die einzelnen Kühlröhrchen, aus der die Wand des Vakuumschubdüsenteiles 4 besteht, verteilt und wird am hinteren Ende des Vakuumschubdüsenteiles 4 in einem Auslaufring 18 gesammelt. Im Vakuum schubdüsenteil 4 findet eine zusätzliche Aufheizung der kleineren Teilmenge H2a des Wasserstoffes H2 statt. Die heißen Gase der kleineren turbinenseitig genutzten Teilmenge H2a des Wasserstoffes gelangen über eine Leitung 19 zur Turbine 9, die sie antreiben, und treten dann über die Nebenstromschubdüse 10 ins Freie.

Claims (1)

  1. Messerschmitt-Bölkow-Bl^hin·* "·-' : "■-'Ottobrunn, 26. 7.1 982 Gesellschaft mit BT01-Hn/er
    beschränkter Haftung
    München 9233
    Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren Raum
    Patentanspruch
    Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren Raum, im wesentlichen bestehend aus einer Brennkammer mit einem konvergent-divergenten vorderen Schubdüsenteil und einem daran anschließenden Vakuumschubdüsenteil, aus Treibstoffpumpen zum Fördern der flüssigen Treibstoffe, insbesondere Sauerstoff und Wasserstoff, aus einer oder mehreren zum Antrieb der Treibstoffpumpen dienenden Turbinen, die von heißen Treibgasen beaufschlagt werden, die aus einer Teilmenge (turbinenseitig genutzten Teilmenge) eines Treibstoffes, insbesondere des Wasserstoffes,innerhalb der Schubdüsenwand durch Wärmezufuhr erzeugt werden, dann die
    Turbine oder Turbinen durchströmen und als Turbinenabgase über eine Nebenstromdüse ins Freie gelangen, dadurch g e kennzeichnet , daß die Gesamtmenge (H9) eines
    Treibstoffes, insbesondere des Wasserstoffes, am hinteren Ende des vorderen Schubdüsenteiles (3) eingefördert wird und durch dessen Wand und der Wand der Brennkammer (1) unter Wärmeaufnahme nach vorne strömt, dort in eine größere Teilmenge (H^b) als Einspritzmenge für die Brennkammer (1) und in die turbinenseitig genutzte kleinere Teilmenge (H^a) aufgeteilt wird, die ihrerseits dann am vorderen Ende des Vakuumschubdüsenteiles (4) in dessen Wand eingefördert wird und unter zusätzlicher Wärmeaufnahme nach hinten strömt.
DE19823228162 1982-07-28 1982-07-28 Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum Granted DE3228162A1 (de)

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